箭分離時運(yùn)載器-分離艙組合體運(yùn)動特性非定常數(shù)值仿真

白治寧,王明洲,王旅,周景軍,王立文

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箭分離時運(yùn)載器-分離艙組合體運(yùn)動特性非定常數(shù)值仿真

白治寧1, 王明洲1, 王 旅2, 周景軍1,王立文1

(1. 中國船舶重工集團(tuán)公司 第705研究所, 陜西 西安, 710077; 2. 中國人民解放軍 91278部隊, 遼寧 大連, 116041)

為了研究助飛魚雷雷箭分離時運(yùn)載器-分離艙組合體運(yùn)動特性, 建立雷箭分離多體動力學(xué)模型并嵌入流場求解器, 采用重疊網(wǎng)格方法對雷箭分離過程進(jìn)行非定常數(shù)值仿真, 并通過火箭橇試驗驗證了該仿真方法的合理性。采用該仿真方法對不同分離條件下運(yùn)載器-分離艙組合體的運(yùn)動特性進(jìn)行分析。分析結(jié)果表明, 雷箭分離時運(yùn)載器姿態(tài)變化對上、下分離艙張開的同步性影響較大, 同時運(yùn)載器氣動特性對其姿態(tài)變化有重要影響: 在氣動力作用下, 分離攻角為1.5°和0°時, 運(yùn)載器“抬頭”而引起上、下分離艙張開過程嚴(yán)重不同步; 分離攻角為-1.5°時, 運(yùn)載器俯仰姿態(tài)變化不大, 上、下分離艙張開同步性較好。因此, 設(shè)計雷箭分離方案時應(yīng)綜合考慮運(yùn)載器氣動特性和分離條件, 以提高雷箭分離安全性。

火箭助飛魚雷; 多體動力學(xué)模型; 非定常數(shù)值仿真; 雷箭分離; 運(yùn)動特性

0 引言

美國的“阿斯洛克”、韓國的“紅鯊”等助飛魚雷主要由火箭運(yùn)載器、戰(zhàn)斗載荷(魚雷)和2片分離艙組成[1-2]。雷箭分離前, 2片分離艙將戰(zhàn)斗載荷箍緊于運(yùn)載器上。運(yùn)載器攜帶戰(zhàn)斗載荷在空中飛行至預(yù)定的雷箭分離點時, 控制系統(tǒng)發(fā)出雷箭分離指令, 2片分離艙打開, 高速氣流涌入分離艙, 在氣動力作用下, 分離艙繞鉸鏈迅速張開, 釋放戰(zhàn)斗載荷, 分離艙張開至合適角度后從運(yùn)載器上解脫, 然后自由飛行, 戰(zhàn)斗載荷延時開傘減速入水[3]。

雷箭分離問題是典型的多體分離問題。多體分離問題廣泛存在于航空、航天和兵器領(lǐng)域, 如子母彈分離、飛機(jī)外掛物投放和導(dǎo)彈級間分離等[4-8]。此類問題的共同點是多體間相對運(yùn)動快, 氣動干擾嚴(yán)重, 極易發(fā)生碰撞而引發(fā)分離故障, 進(jìn)而導(dǎo)致整個飛行任務(wù)失敗。國內(nèi)外針對該類問題開展了不少非定常數(shù)值仿真工作[9-11]。

雷箭分離問題與子母彈分離、外掛物投放和導(dǎo)彈級間分離等相比, 涉及到的分離數(shù)目多, 初始間距很緊湊, 但在短暫的分離時間段內(nèi)出現(xiàn)大幅相對運(yùn)動, 空間拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)異常復(fù)雜, 網(wǎng)格隨物體間相對位置關(guān)系變化而需不斷調(diào)整; 且多體間氣動干擾及運(yùn)動與流場耦合更為嚴(yán)重。雷箭分離問題的非定常數(shù)值仿真在網(wǎng)格處理、流場信息傳遞以及計算精度和計算效率等方面面臨很多挑戰(zhàn)。目前國內(nèi)外關(guān)于雷箭分離問題數(shù)值仿真研究鮮有報道。

模擬多體相對運(yùn)動的網(wǎng)格技術(shù)主要有3類: 重構(gòu)網(wǎng)格、變形網(wǎng)格和重疊網(wǎng)格。重疊網(wǎng)格時將計算區(qū)域分成多個獨(dú)立子區(qū)域, 各子區(qū)域網(wǎng)格隨部件作剛性運(yùn)動, 流場信息在網(wǎng)格重疊部分通過插值進(jìn)行傳遞。因此, 重疊網(wǎng)格可以較好地保證網(wǎng)格質(zhì)量, 實現(xiàn)對雷箭分離過程中多體快速、大幅相對運(yùn)動的模擬。

雷箭分離時, 運(yùn)載器與2片分離艙組成多體系統(tǒng), 分離艙與運(yùn)載器相互牽連, 運(yùn)動狀態(tài)復(fù)雜。文中基于拉格朗日方法建立雷箭分離多體動力學(xué)模型并嵌入流場求解器, 采用重疊網(wǎng)格技術(shù)對不同分離條件下雷箭分離過程進(jìn)行非定常數(shù)值仿真, 分析雷箭分離時運(yùn)載器和分離艙的氣動力和姿態(tài)隨時間的變化及其相互影響, 研究運(yùn)載器-分離艙組合體運(yùn)動特性, 為雷箭分離方案設(shè)計提供理論參考。

1 非定常數(shù)值仿真方法

雷箭分離過程涉及到戰(zhàn)斗載荷(前體)、運(yùn)載器(后體)、上分離艙和下分離艙4個分離體的相對運(yùn)動, 如圖1所示。

數(shù)值方法通過求解非定常雷諾平均N-S方程, 耦合雷箭分離多體動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)方程, 采用重疊網(wǎng)格對雷箭分離過程進(jìn)行數(shù)值仿真。

1.1 流動控制方程

控制方程為非定常雷諾平均N-S方程, 即

湍流模型采用模型。

1.2 運(yùn)載器-分離艙組合體動力學(xué)方程

雷箭分離時分離艙和運(yùn)載器組成的多體系統(tǒng)遵循拉格朗日方程, 即

廣義速度

廣義力

根據(jù)虛位移原理, 可推得廣義力表達(dá)式

系統(tǒng)總動能

1.3 動態(tài)重疊網(wǎng)格

采用動態(tài)重疊網(wǎng)格模擬上、下分離艙在氣動力作用下的張開過程。將流場計算域分為靜止域和運(yùn)動域。靜止域為整個流域; 運(yùn)動域有4塊, 分別固聯(lián)于上分離艙、下分離艙、戰(zhàn)斗載荷和運(yùn)載器4個分離體, 隨著各分離體一起運(yùn)動。圖4為重疊網(wǎng)格剖面圖。

非定常計算過程中, 各網(wǎng)格子塊隨分離體運(yùn)動, 它們之間的相對位置在不斷變化, 導(dǎo)致網(wǎng)格間的重疊區(qū)域也在隨時間變化。在每一時間步, 各網(wǎng)格塊之間都要通過“挖洞”和插值方法交換流場信息[12-13]。

1.4 數(shù)據(jù)無量綱化

時間

分離艙張開角

分離艙法向氣動力

運(yùn)載器俯仰姿態(tài)角

運(yùn)載器力矩

2 試驗驗證

設(shè)計火箭橇試驗?zāi)M分離艙張開過程, 通過火箭橇試驗結(jié)果驗證文中所采用的基于重疊網(wǎng)格的非定常數(shù)值方法的可行性。

2.1 試驗方法

試驗在火箭橇滑車上執(zhí)行。火箭橇滑車主要由軌道、滑車、制動系統(tǒng)、測試設(shè)備和輔助設(shè)施等幾部分組成[14], 如圖5所示。

由于分離艙質(zhì)量很小, 忽略其重力分量對張開過程的影響。試驗時將實際尺度的助飛魚雷水平固定安裝于火箭橇滑車上, 雷體軸線與滑軌呈2.5°偏角, 以模擬側(cè)滑角=2.5°的分離條件。由火箭推動滑車在滑軌上加速至=0.85模擬雷箭分離速度。火箭橇滑車上安裝有高速攝像機(jī), 試驗前分別對上、下分離艙從0°打開到分離角度1過程進(jìn)行多點靜態(tài)標(biāo)定, 以確定分離艙張開位置與張開角之間的關(guān)系, 作為試驗后判讀分離艙張開角的基準(zhǔn)。試驗時, 由固體火箭對火箭橇滑車進(jìn)行加速, 當(dāng)達(dá)到分離速度時, 控制系統(tǒng)發(fā)出指令, 分離艙在氣動力作用下繞鉸鏈迅速張開。當(dāng)上、下分離艙張開至某一角度1后, 分離艙與運(yùn)載器在鉸鏈處解脫, 向兩側(cè)分離。試驗過程中, 戰(zhàn)斗載荷與運(yùn)載器相對滑軌相對固定。試驗過程中, 由橇載高速攝像機(jī)對分離艙張開過程進(jìn)行拍攝記錄。試驗后, 通過橇載高速攝像機(jī)記錄的圖像數(shù)據(jù)及試驗前靜態(tài)標(biāo)定結(jié)果, 對分離艙張開角隨時間的變化關(guān)系進(jìn)行判讀。

2.2 試驗與數(shù)值結(jié)果對比分析

為與火箭橇試驗結(jié)果進(jìn)行對比驗證, 數(shù)值仿真采用的分離條件與火箭橇試驗一致(=0.85、=2.5°), 且限制戰(zhàn)斗載荷和運(yùn)載器位置與姿態(tài)的變化, 僅模擬分離艙張開過程。圖6和圖7分別為上、下分離艙張開角隨時間變化的曲線, 從圖中可以看出, 非定常數(shù)值仿真結(jié)果與試驗結(jié)果吻合良好, 驗證了文中所采用的非定常數(shù)值仿真方法的合理性。

3 運(yùn)載器-分離艙組合體運(yùn)動特性分析

3.1 分離艙張開時間歷程

3.2 分離艙法向氣動力

3.3 運(yùn)載器姿態(tài)變化

4 結(jié)束語

文中基于拉格朗日方法建立雷箭分離動力學(xué)模型, 采用重疊網(wǎng)格方法對雷箭分離動態(tài)過程進(jìn)行非定常數(shù)值仿真。設(shè)計火箭橇試驗?zāi)M分離艙動態(tài)張開過程, 驗證了文中針對雷箭分離所建立的數(shù)值仿真方法的合理性。通過數(shù)值仿真對不同分離條件下運(yùn)載器-分離艙組合體的運(yùn)動特性進(jìn)行研究。

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(責(zé)任編輯: 陳 曦)

Unsteady Numerical Simulation on Motion Characteristics of Combination of Rocket and Separating-Capsules during Torpedo-Rocket Separation

BAI Zhi-ning1, WANG Ming-zhou1, WANG Lü2, ZHOU Jing-jun1, WANG Li-wen1

(1. The 705 Research Institute, China Shipbuilding Industry Corporation, Xi’an 710077, China; 2. 91278thUnit, The People’s Liberation Army of China, Dalian 116041, China)

To study the motion characteristics of the combination of rocket and separating-capsules, a multi-body dynamics model during torpedo-rocket separation is established based on Lagrange method and is embedded into the flow field solver. Unsteady numerical simulation on the torpedo-rocket separation is performed using the overset mesh method. The validity of the numerical method is proved through comparison with the experimental results of rocket sled. The motion characteristics of the combination of rocket and separating-capsules under different separating conditions are analyzed through simulation. It is shown that the attitude of the rocket has significant effect on the open synchronism of the upper and lower separating-capsules' during separation. And the aerodynamic characteristics of the rocket significantly influence its attitude change, i.e. when the separation attack angle is 1.5° or 0°, the rocket pitches up under the action of aerodynamic force, resulting in asynchronism of the separating-capsules. When the separation attack angle is –1.5°, the attitude of the rocket remains stable and the open synchronization of the separating-capsules keeps well. Thus the aerodynamics of the rocket as well as the interaction between the rocket and the separating capsules should be fully taken into account in design of torpedo-rocket separation scheme, and the separating condition should also be considered to improve the safety of separation.

rocket-assisted torpedo; multi-body dynamics model; unsteady numerical simulation; torpedo-rocket separation; motion characteristics

TJ630.1; TB301.2

A

2096-3920(2018)02-0122-07

10.11993/j.issn.2096-3920.2018.02.004

白治寧, 王明洲, 王旅, 等. 雷箭分離時運(yùn)載器-分離艙組合體運(yùn)動特性非定常數(shù)值仿真[J]. 水下無人系統(tǒng)學(xué)報, 2018, 26(2): 122-128.

2018-01-02;

2018-01-19.

海軍裝備部預(yù)先研究項目(3020601030101).

白治寧(1988-), 男, 工程師, 在讀博士, 研究方向為空氣動力學(xué)和多體動力學(xué).